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World File Search System俯仰力矩
开发水平和垂直稳定器
根据短期稳定性参数和静态纵向杆稳定性的设计标准，确定俯仰力矩特性中水平稳定器的设计和尺寸的目标值（单位为 teffilS）。研究了 Cooper Harper 等级 (CHR) 与短期特性之间的关系以及俯仰力矩斜率与短期特性之间的关系。发现，如果整个机身的俯仰力矩斜率为负，则短期响应的 CHR 将小于 3 V。对于静态纵向杆稳定性，确定由于 Oryx 和本次演习中要设计的飞机具有相同的旋翼系统和相同位置的水平稳定器，因此如果俯仰力矩斜率与攻角曲线相似，则静态纵向杆稳定性将相似。
用于低雷诺流应用的空气动力和力矩平衡设计、制造和测试
图 1-1：RIT 的风洞测试第 3 部分图 1-2：RIT 的闭路风洞图 5 图 2-1：用于测量三维流体动力的实验仪器。 （Sunada 等 [5]） 6 图 2-2：实验研究中使用的天平示意图 [3] 8 图 3-1：风轴参考系 14 图 3-2：体轴参考系 15 图 3-3：升力和阻力天平的装配图 16 图 3-4：用于测量升力的天平配置 17 图 3-5：用于测量阻力的天平配置 17 图 3-6：力矩分析图 - 升力配置 22 图 3-7：阻力天平配置的力矩分析图 23 图 3-8：俯仰和滚转力矩天平的装配图 24 图 3-9：俯仰和滚转力矩天平的测试平台装配图 25 图 3-10：装配式焊条测试平台 26 图 3-11：俯仰力矩天平配置 28 图 3-12：滚动力矩天平配置 28 图3-13: 俯仰力矩分析图 29 图 3-14: 滚转力矩分析图 30 图 4-1: 实验元素图 34 图 4-2: 升力配置 36 图 4-3: 阻力配置 36 图 4-4: 俯仰力矩配置 38 图 4-5: 滚转力矩配置 38 图 4-6: 平板力矩校准图（零速度且无翼型） 40 图 4-7: 平板俯仰力矩数据 40 图 4-8: 俯仰实验测试平台设置 42 图 4-9: LinAir 涡流面板法翼型 44 图 4-10: 二面角和滚转力矩系数 45 图 5-1: 升力和系数的实验值 53 图 5-2: 实验升力数据与已发布数据的比较 55 图 5-3: 实验阻力数据 56 图5-4：实验阻力数据与公布数据的比较 57 图 5-5：实验俯仰力矩数据 58 图 5-6：俯仰力矩实验值和公布值 60 图 5-7：实验数据；滚动力矩 61 图 5-9：滚动力矩系数与分析模型的比较 62 图 7-1：附加质量的平衡设计 68
风洞实验程序
c) 计算每个速度下通过四分之一弦点的俯仰力矩与攻角的关系，并将结果显示在表格中。5. a)。以 20、35 和 50 米/秒的空速运行风洞，并在攻角为 0°、4°、8°、12° 和 16° 时获取垂直安装的压力翼尾流中的尾流压力测量值。每次设置数据之前，务必检查机翼和皮托管的零速度压力测量值。您需要测量并校正零速度时压力传感器中的任何偏移。注意：在较小的攻角值（即最多约 8 度）下，可用的耙子可以充分覆盖整个尾流场。但是，在较高的攻角下，耙子可能无法完全覆盖尾流。为了正确测量这些极端值的尾流场，您需要将耙子移到机翼上方和下方。有关最高攻角尾流场测量设置的帮助，请咨询助教、教授或技术员）b) 绘制标准化尾流测量压力分布 q / q ∞ 与三种不同速度下每个攻角的尾流距离的关系。c) 通过对每个攻角和三个速度的尾流压力分布进行积分，用动量法计算翼型的阻力系数。绘制实验中使用的每个流速的阻力系数与攻角的关系，并将此结果与上面第 3 部分计算出的阻力进行比较。确保对两个不同阻力估计值中的任何差异或差异进行评论。6.确定雷诺数对升力、阻力和 1/4 弦俯仰力矩系数的影响。（绘制压力翼测量的升力和俯仰力矩系数，以及尾流测量的阻力系数与所有可用攻角的雷诺数的关系。）
飞机概念设计综合 | aerocastle
可变马赫数爬升预测中使用的诱导阻力系数 [Eq (7.34e)] 阻力系数 (Para.5.1) 升力引起的阻力系数（诱导） [Eq (6.12a)] 零升力下的波阻力系数 [Eq (6.17a)] 零升力阻力系数 [Eq (6.17b)] 波阻力系数函数 [Eq (6.17b)] 爬升条件下的有效零升力阻力系数 [Eq (6.15)] 受阻着陆时的有效零升力阻力系数 [Eq (6.16b)] 升力系数 (Para.5.1) 进近升力系数 (Para.6.2.4) 巡航升力系数 (Para.6.2.4) 大迎角时小展弦比机翼的最大升力系数 (Para.6.2.5.2 和表 6.2) 低速时小展弦比机翼的最大升力系数 (第6.2.5.3 和表 6.2) 机动时可用的最大升力系数 (第6.2.4) 最大升力系数 (第6.2.4) 最小总阻力时的升力系数 [Eq (7.14b)] 起飞脱粘状态下的升力系数 (第6.2.4) 俯仰力矩 c6 系数 (第5.1)
用于可视化管道流线和喷嘴/扩散器边界层分离的简单教学风洞装置
用于可视化管道流线和喷嘴/扩散器边界层分离的简单教学风洞装置 摘要 风洞测试长期以来一直是许多流体力学和空气动力学入门课程的重要组成部分。使用标准电子或机械平衡硬件可以轻松演示与各种气动形状上的阻力形成相关的粘性和压力阻力的基本物理机制。在小比例模型上对升力、阻力、俯仰力矩和压力分布的实验测量同样在支持此类入门课程中的基本流体力学理论方面发挥着重要作用。了解这些物理特性对于汽车空气动力学设计、最大限度地提高燃油经济性以及教授应用于飞机的空气动力学设计基本原理都非常重要。除了更常见的使用风洞作为研究尾翼安装测试模型的空气动力学的工具之外，风洞作为一个整体还提供了展示流体力学的几个重要原理以及将这些原理应用于工程设计的方法。风洞最近的一个应用是对整个风洞进行压力分布测量，以展示理想的无粘性流体流动行为，以及说明各种机械能源的相对重要性。
使用与 CEASIOM 相关的 ADAS 的协同飞机设计方法
飞机设计阶段（概念阶段和初步阶段）本质上必然是协作的。本文进行的一个示例设计使两个学术小组（一个在那不勒斯，一个在斯德哥尔摩）使用他们自己的工具 ADAS 和 CEASIOM 分别进行概念设计和初步设计，从而实现了设计的协作方面。ADAS 工具主要基于经验的设计方法，而 CEA-SIOM 工具主要基于物理的设计方法。所选示例是符合 FAR-23 标准的 16 座双涡轮螺旋桨飞机。ADAS 概念设计产生的高翼配置被选为 CEASIOM，在其中构建了几何的防水模型，生成了体积网格，并通过欧拉方程的解模拟了 16 种飞行条件，一些飞行条件为螺旋桨关闭，另一些飞行条件为螺旋桨开启，以判断螺旋桨洗对主翼和水平尾翼表面的影响。对 ADAS 结果和 CEASIOM 结果的稳定性和控制特性进行了详细比较。总体而言，这两组结果具有合理的一致性，因为 ADAS 中的经验主义考虑了粘性效应，而 CEASIOM 纯粹是无粘性的（但非线性）。最大的差异出现在水平尾翼的俯仰力矩贡献中，对此提出了各种解释，包括主翼下洗和尾流对
低速风洞试验控制系统研究
校对测量，风洞试验中的动态试验。常规试验中的测量参数有平衡信号、升力、阻力、侧向力、偏航力矩、俯仰力矩、操纵面的各种铰力矩。平衡室压力、平衡室温度、模型底部压力、风洞总压、静压、总温、迎角：大概有十几个到二十几个参数。模型表面压力测量参数有几十个点到几个干点。风洞压力测量参数有几十个点到几百个规模。动态试验参数有脉动压力和各种交变振动信号。一般有十几个点到几十个点。 C 风洞测量原则 风洞实验数据质量的高低是通过实验数据不确定度大小的多少来评定的，数据不确定性的评定是整个风洞实验的关键我们在设计一个试验研究的过程，给出了风洞实验的研究流程以及影响实验数据不确定度的因素，做了以下工作： (1)风洞实验的目的和实验数据的不确定度分析，同时提出，在进行实验设计的同时，对实验数据的不确定度进行估计； (2)实验数据的不确定度分析贯穿于实验的整个过程； (3)实验数据的质量对于风洞实验具有“一票否决权”； (4)实验数据的不确定性分析与估计是实验报告的重要组成部分； (5)实验设计和测试系统的可靠性是保证实验数据质量的关键方面； (6)没有考虑空气的压缩性； (7)考虑了空气的压缩性。
螺旋桨和机翼螺旋桨推力矢量 - eCommons
摘要 本研究调查了位于螺旋桨尾流中的基于叶片的推力矢量系统的效率，该系统可在净推力损失最小的情况下支持前向力。矢量系统本身既可放置在独立螺旋桨配置中，也可放置在机翼螺旋桨配置中。在代顿大学低速风洞 (UD-LSWT) 使用现成的 R/C 螺旋桨进行静态和基于风力的实验。敏感性分析确定了叶片偏转角对推力矢量的影响以及螺旋桨相对于集成机翼上表面的位置对系统性能的影响。静态测试结果表明，当矢量设计放置在机翼中时，叶片性能显著改善。在两种螺旋桨俯仰情况下：75° 和 90°，随着叶片偏转角的逐渐增加，实现了推力矢量，随之改变了俯仰力矩。标准 90° 螺距方向的一体式机翼螺旋桨系统风洞试验结果显示，在低于 0.3 的前进比下成功实现推力矢量控制，这对于大多数相关应用而言是实用的；螺旋桨叶片系统的 75° 螺距方向观察到推力矢量控制能力扩展到 0.7 的前进比。敏感性分析表明，暴露在流动自由流中的螺旋桨的整体效率高于完全嵌入模拟机翼的螺旋桨，尽管嵌入式壳体具有更好的推力矢量控制能力。致谢 诚挚感谢亨利·卢斯基金会通过克莱尔·布思·卢斯 (CBL) 研究项目提供的支持。另一位主要捐助者蔡杰龙先生（Jacky）对本工作期间的持续指导深表感谢。
螺旋桨和机翼螺旋桨推力矢量 - eCommons
摘要 本研究调查了安装在螺旋桨尾流中的基于叶片的推力矢量系统的效率，该系统在净推力损失最小的情况下支持前向力。矢量系统本身既可以放置在独立螺旋桨配置中，也可以放置在机翼内螺旋桨配置中。代顿大学低速风洞 (UD-LSWT) 使用现成的 R/C 螺旋桨进行静态和基于风力的实验。灵敏度分析确定了叶片偏转角对推力矢量的影响以及螺旋桨相对于集成机翼上表面的位置对系统性能的影响。静态测试结果表明，当矢量设计放置在机翼中时，叶片性能显着改善。实现了推力矢量控制，随后俯仰力矩发生变化，在两种螺旋桨俯仰情况下，叶片偏转角逐渐增加：75° 和 90°。标准 90° 俯仰方向的集成式机翼螺旋桨系统的风洞试验结果显示，在前进比低于 0.3 时，推力矢量控制成功，这对于大多数相关应用而言都是实用的；螺旋桨叶片系统的 75° 俯仰方向观察到推力矢量控制能力扩展到 0.7 的前进比。敏感性分析表明，暴露在流动自由流中的螺旋桨的整体效率高于完全嵌入模拟机翼的螺旋桨，尽管嵌入式情况具有更好的推力矢量控制能力。致谢 衷心感谢亨利·卢斯基金会通过克莱尔·布思·卢斯 (CBL) 研究计划提供的支持。另一位重要的捐助者蔡杰龙先生（Jacky）对本作品在整个过程中给予的持续指导深表感谢。